“高分四号”卫星凝视相机设计与验证

练敏隆 石志城 王跃 董杰

（北京空间机电研究所，北京 100190）

“高分四号”卫星凝视相机设计与验证

练敏隆 石志城 王跃 董杰

（北京空间机电研究所，北京 100190）

2015年12月29日，中国第一颗地球静止轨道高分辨率光学遥感卫星—“高分四号”卫星在西昌卫星发射中心成功发射，星上装载的北京空间机电研究所研制的高分辨率光学遥感凝视相机，可以获取星下点可见光近红外谱段（全色及多光谱）50m地面像元分辨率、中波红外谱段400m地面像元分辨率图像，地面覆盖超过 400km×400km。文章介绍了该相机的组成及工作原理、相机的关键技术及实现情况，给出了地面测试与试验结果，对在轨运行和测试情况进行了简单介绍，列出了在轨测试的主要结论。

地球静止轨道 凝视相机 多光谱 中波红外 “高分四号”卫星

0 引言

2015年12月29日，“高分四号”（GF-4）卫星在西昌卫星发射中心发射成功，2016年1月4日传回第一幅高清晰影像。目前，卫星在轨运行正常，已完成在轨测试并交付用户。GF-4卫星是我国第一颗民用地球静止轨道高分辨率光学遥感卫星，用于获取高时间分辨率、较高空间分辨率、大幅宽的遥感数据产品，为减灾、气象、地震、林业、环保以及其他行业业务系统的应急需要提供支持。

星载凝视相机是 GF-4卫星有效载荷，具备在地球静止轨道获取星下点可见光近红外谱段（全色及多光谱）50m地面像元分辨率，中波红外谱段400m地面像元分辨率图像数据的能力，通过多谱段影像融合，能够提供假彩色及真彩色影像产品。

本文首先阐述了星载凝视相机的组成及工作原理，然后详细论述了关键技术及实现情况、地面测试与试验情况，最后对研制成果的应用情况进行了介绍[1]。

1 相机系统描述

1.1 技术指标

GF-4卫星工作在距离地面36 000km的地球静止轨道上，星上装载的凝视相机应实现可见光近红外通道星下点地面像元分辨率优于50m，中波红外通道优于400m，并满足大于400km×400km的成像幅宽。相机的主要技术指标要求见表1。

表1 相机主要技术指标Tab.1 Key technical parameters of camera

要求确保相机在寿命周期内适应各阶段工作环境，并保证功能性能的稳定性[2]。

图1 相机模装图Fig.1 Mock up of camera

1.2 相机组成及工作原理

GF-4卫星凝视相机主要由相机主体、遮光罩、可见光近红外管理控制器、中波红外管理控制器、中波红外制冷控制器和相机温度控制器等设备组成。相机采用面阵凝视成像方式，利用700mm口径RC光学系统收集目标辐射信息。辐射信息经分色片分为可见光近红外通道和中波红外通道，再经各通道后继光学系统分别汇聚到各通道焦面探测器上。可见光近红外通道利用滤光轮实现辐射信息5谱段细分，中波红外通道利用低温滤光片实现中波红外谱段截止。细分后的各谱段辐射能量被探测器转化为电信号，经过信号处理电路读出、A/D转换后编码送入卫星数传系统。图1是相机模装图。

1.3 相机系统主要技术途径

为实现凝视相机的研制目标，主要采取了如下技术途径：

1）采用面阵凝视成像方式，可见光近红外谱段与中波红外谱段均采用面阵探测器；

2）采用RC双反结合透镜组消像差的光学系统，通过分色片实现可见光与中波红外通道分离；

3）采用旋转滤光轮组件，实现可见光近红外多光谱谱段的分时成像；

4）采用星上定标黑体装置，实现中波红外的星上定标；

5）采用脉冲管制冷机，实现中波红外探测器的低振动、长寿命制冷；

6）中波红外通道采用冷备份，通过光路中的切换镜实现主备切换；

7）通过透镜调焦方式实现可见光近红外和中波红外通道的在轨调焦。

1.4 相机关键技术及实现

（1）可见光近红外与中波红外共口径光学系统设计

为满足成像幅宽及像元分辨率要求，选择可见光近红外谱段与中波红外谱段共用主光学的RC双反系统加校正镜组的光学系统方案，以满足像质和空间布局要求。经优化设计，光学系统构型布局如图 2所示：主光学为RC双反系统，主镜为抛物面，次镜为双曲面；可见光近红外谱段经分色片前表面反射进入可见光校正镜组，通过光路中设置的滤光片实现光谱设定；中波红外谱段则透射过分色片，经过中波红外校正镜组二次成像，从而实现光学系统出瞳与探测器冷光阑的匹配，并通过光路中的切换镜实现主备份光路的切换。

图2 光学系统布局图Fig.2 Optical layout

在0.8°×0.8°全视场内，可见光谱段平均调制传递函数优于0.38，近红外谱段优于0.32；在0.66°×0.66°全视场内，中波红外谱段平均调制传递函数优于0.45，均接近衍射极限。

（2）高稳定大口径反射镜支撑技术

为实现对地物目标的高分辨率探测，需要采用大口径长焦距主光学系统。大口径反射镜需要进行高稳定性支撑设计，以满足以下几个要求：

1）反射镜面形要求：反射镜面形的稳定是保证相机良好像质的关键[3]，因此需减小地面装调状态下重力对反射镜的面形影响，减小温度波动对面形的影响，减小主承力结构的微量变形对反射镜面形的影响。

2）反射镜位置要求：在重力环境变化和在轨温度工况下，反射镜径向位置和镜间距应满足要求。

3）发射段力学要求：隔离发射段的剧烈振动环境，保证反射镜的安全和位置要求。

主反射镜采用SiC材料，利用其高比刚度特性实现轻量化设计。主镜组件采用装框式辅以限位块的复合式支撑技术。镜框与主承力结构间通过三组球头球窝垫片来释放装配应力，反射镜与镜框通过分段齿状径向胶斑粘接设计实现温度应力的卸载，如图3所示。通过胶斑布局、胶斑面积和厚度的优化来实现严格的面形要求。

图3 主镜组件结构图Fig3. Primary mirror components structure

主镜组件基频达到145Hz，具有较高的刚度，同时主镜组件装调状态重力面形和温度面形均满足设计要求，动力学性能良好。主反射镜组件的装调、力学试验和热真空成像试验对仿真结果进行了验证，符合性良好。

（3）相机与卫星平台一体化设计

相机主体结构的设计目标可概括为以下几点：

1）为相机光学镜头提供稳定的支撑，确保实验室测试、试验以及在轨工作等不同环境下，可以保持良好的强度、刚度以及稳定性，保证光学系统成像品质。

2）具备合理的模态频率特性，确保发射阶段不会与卫星基频耦合，避免共振放大造成相机在发射段受损[4]。

3）合理优化结构布局及接口，实现相机与卫星平台一体化设计。

综合考虑相机多通道装调及测试要求，相机主体结构采用铸造钛合金制成，并根据光学设计结果将主体结构分为三个部分：前承力框、后承力筒和红外承力板。其三维模型如图4所示。利用拓扑优化技术实现主体结构高比刚度设计，使相机具有良好的结构稳定性。经振动试验测试，相机整机一阶基频分别为X向41Hz，Y向41Hz，Z向88Hz，满足卫星总体指标要求，各光学组件振动响应均在安全范围内，能够确保发射段不受损坏以及发射入轨后相机的成像品质。

图4 相机主体承力结构模型图Fig.4 Main structure models of camera

相机与卫星平台一体化设计，具有传统分舱设计不可比拟的优势[5]，可以将星敏感器、测控天线、高集成测量模块等设备直接安装在相机上[6-7]，不仅减少了误差传递路径，而且提升了稳定度等多方面综合性能。由于相机规模大，主体结构的精度及稳定性要求高，从系统集成角度对相机遮光罩构型及安装方式、相机与卫星连接方式进行了一体化设计（见图5）。

图5 相机-卫星一体化结构模型图Fig.5 Structure models of camera-satellite integration

结合高低温工况，采用相机遮光罩分段设计。遮光罩支撑段与卫星连接，实现与相机绝热设计，遮光罩筒体采用高导热性能的铝蜂窝铝蒙皮结构，配合消杂光涂层以及散热涂层实现杂散光抑制与高效散热。

根据动态力学性能一体化设计相机与卫星连接结构，使连接结构兼顾柔性卸载以及发射段隔振功能，设计了一种基于bi-pod支撑方式改进的阻尼桁架结构。通过对阻尼桁架结构的阻尼特性及刚度特性的优化设计，实现了相机基频与卫星基频的解耦，同时，阻尼桁架结构的柔性特性可以有效适应卫星平台在轨热变形，保证相机光学镜头在轨成像品质。

（4）长寿命高可靠性机构技术

GF-4卫星凝视相机要求8年在轨寿命。为实现相机双通道同时、同视场成像以及可见光近红外通道多光谱成像，相机配备多套运动机构，包括旋转滤光轮机构、星上定标机构、脉冲管制冷机等。

通过对卫星运行轨道环境特性以及大量航天机构寿命影响因素的分析，确定了影响相机机构长寿命的因素，并针对相关因素展开设计。对于滤光轮机构和定标机构，其固体润滑轴承为影响寿命的关键因素，通过对轴承加工精度、安装精度、预紧载荷施加量等环节的控制，确保机构在轨运行寿命。对于制冷机，通过工质纯度控制、内部活塞间隙控制、板弹簧刚度控制方式保证其在轨运行寿命。模拟机构在轨运行工况，完成了滤光轮机构、星上定标机构、制冷机1∶1寿命试验。试验结果显示，相机运动机构满足在轨寿命要求。相机运动机构三维模型示意图如图6所示。

图6 相机机构三维模型图Fig.6 3D models of camera mechanism

（5）高稳定性热控技术

为了保证 GF-4卫星凝视相机成像品质，要求相机光学镜头及主承力结构全寿命周期内保持温度高稳定性。与低轨空间环境相比较，GF-4卫星凝视相机所处的地球静止轨道冷热交变十分剧烈，且持续时间长，空间热环境极为复杂，给热控设计带来极大难度。为此，在设计过程中采用了结构热控一体化、间接辐射控温、太阳规避等多种创新设计方法和技术，达到了很好的效果。

采用高热导率材料加工遮光罩，并在外表面喷涂新型热控涂层，在有效遮蔽太阳光的同时，可将太阳辐射能量迅速扩散并散出，显著降低了冷热交变幅度。针对地球静止轨道固有的“日凌”现象（指午夜前后数小时太阳光入侵相机内部的情况），利用多学科集成设计系统评估并采取措施有效抑制了“日凌”对光学杂散辐射的影响。同时，采用间接辐射的方式为光学系统营造了超稳定的内部环境，实现了光学镜头的高精度、高稳定控温[8-9]。

由于处于地球静止轨道，卫星并不存在完全的背阴面，各面均会受到太阳辐射热流，其中，南、北面外热流相对稳定，是散热面开设的最佳部位。由于相机活动机构众多，需要较大散热面保证相机在轨散热能力，因此课题组创新性地采用南、北面同时开设散热面并且将其连通，使之实现耦合散热能力。与采用一侧散热面相比，散热面面积减少25%，补偿功耗减少25%，大大节约了星上资源。同时，相机散热面通过支撑结构与卫星直接连接，大幅降低了相机结构质量及设计难度，实现了高效结构热控集成设计。

（6）大面阵中波红外探测器制冷机技术

中波红外探测器制冷机组件由中波红外探测器（杜瓦）和制冷机两部分构成，采用插入式耦合方式连接，其关键在于大规模面阵红外探测器芯片制备、长寿命机械制冷机两个方面。

中波红外探测器为1 024×1 024像元面阵器件，探测器主要包括探测器芯片、读出电路芯片、金属微杜瓦。探测器芯片的工作温度为80K。中波探测器采取目前主流的、先进的碲镉汞红外焦平面探测器与硅读出电路倒装互连混成耦合的技术路线，属于高性能三代超大规模碲镉汞探测器，可以实现百万像素的凝视成像，能够显著提高红外成像系统的探测灵敏度和图像分辨率，大幅度提高红外成像系统的探测与识别能力，相机中波红外通道温度分辨率达到了87mK（@350K）。

采用3W/80K分置式脉冲管长寿命制冷机作为红外探测器冷源。制冷机为连续工作部件，要求在轨连续工作8年，因此长寿命是制冷机的关键。脉冲管制冷机由压缩机、脉冲管、气库等部分构成，内部密封一定压力的高纯氦气作为工质。压缩机活塞磨损和工质污染是影响制冷机寿命的主要原因。压缩机采用牛津型板弹簧支撑音圈电机驱动，气缸和活塞之间采取气隙密封，零件加工和装配过程中对精度进行严格控制，使气缸和活塞在正常工作时没有接触摩擦，以保证长寿命、高可靠。在工质污染方面，主要通过充工质前对整机进行烘烤处理除气措施，从而达到长时间性能不恶化，使制冷机的设计寿命达到了10年，能够满足在轨连续工作8年和前期地面测试试验的使用要求。

2 测试与试验

2.1辐射定标与像质测试

为获取遥感器输入辐射量与输出量之间的对应关系，并用于遥感目标辐射信息的定量反演，需对遥感器进行辐射定标。采用大口径积分球进行辐射定标，分别进行了各谱段与典型积分时间组合工况下的绝对辐射定标和相对辐射定标。由于相机中波红外谱段的辐射定标精度受环境影响较大，为获取准确的定标信息，采用了真空辐射定标方案，分别进行了各增益与典型积分时间组合工况下的绝对辐射定标和相对辐射定标。

相机真空定焦成像试验的目的是标定相机焦面位置和测试相机焦面位置随压力和温度变化情况，以此作为相机发射前焦面预置的依据。采用刃边法进行真空低温环境下的像质 MTF测试，以真空复合光源作为像质测试光源，利用低温平行光管进行准直扩束，通过三维调整台控制复合刃边靶标的移动，实现相机不同视场的测试。

2.2 环境试验

为验证相机基频设计的准确性、结构稳定性以及相机在轨温度稳定性，相机依次进行了验收级力学环境试验以及真空热试验。相机振动试验前后，相机的各通道调制传递函数测试结果均满足指标要求，一致性良好，同时相机一阶基频测试结果满足解耦设计要求。相机的结构稳定性得到了验证；经真空热试验各极端工况考验，相机关键部位温度测试结果表明，相机热控设计满足指标要求。真空热试验后相机调制传递函数测试结果表明，相机具有良好的热稳定性[10]。

3 在轨应用评价

2016年1月4日，GF-4卫星首次进行在轨成像测试，下传首批影像数据，包括50m分辨率可见光通道全色多光谱图像和400m分辨率中波红外通道图像。2016年2月3日，首批图像公开发布，可见光图像层次分明，纹理清晰，色彩丰富；中波红外图像中高温火点与背景反差显著，容易辨识。图7为渤海湾可见光近红外图像，图8为澳大利亚火灾中红外图像。

图7 相机在轨获取渤海湾真彩色图像Fig.7 True color photograph taken by the camera in orbit

图8 相机在轨获取澳大利亚火灾中波红外图像 Fig.8 MWIR photograph taken by camera in orbit

GF-4卫星凝视相机经过6个月的在轨测试与评价：相机各工作模式功能正常，可见光近红外通道星下点地面像元分辨率行方向 48.875m，列方向 48.907m；中波红外通道星下点地面像元分辨率行方向390.986m，列方向391.094m；可见光近红外通道幅宽为沿轨500.4km，垂轨500.1km；中波红外通道幅宽为沿轨401.5km，垂轨401.6km；可见光近红外通道几何畸变为沿轨0.78个像元，垂轨0.66个像元；中波红外通道几何畸变为沿轨0.54个像元，垂轨0.51个像元；图像数据谱段配准精度优于0.3个像元。图像数据能够满足植被、水体、积雪、云系、大型滑坡、堰塞湖、林地、湿地、森林火点、气溶胶厚度等识别与变化信息提取对遥感数据的品质要求，可有效支撑减灾、气象、地震、林业、环保行业需求[11]。

4 结束语

目前，GF-4卫星凝视相机在轨运行稳定。作为我国第一颗高轨高分辨率光学遥感卫星的有效载荷，该凝视相机突破了可见光与红外共口径光学系统设计技术、高稳定大口径反射镜支撑技术、结构一体化设计技术、长寿命高可靠机构技术、高轨高稳定热控技术和大面阵中波红外探测器制冷机技术。在轨测试结果表明，相机成像品质优异，能够满足应用需求。GF-4卫星的成功，不仅填补了我国高轨高分辨率光学遥感领域的空白，对突破同时具有高轨高空间分辨率和高时间分辨率的光学遥感关键共性技术也具有开创性的重要意义。

References)

[1] 高卫军, 孙立, 王长杰, 等. “资源三号” 高分辨率立体测绘卫星三线阵相机设计与验证[J]. 航天返回与遥感, 2012, 33(3): 25-34.

GAO Weijun, SUN Li, WANG Changjie, et al. Design and Verification of Three-line Array Camera for ZY-3 High Resolution Stereo Mapping Satellite[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2012, 33(3): 25-34. (in Chinese)

[2] LAUBIER D, ALBOUYS V, BERTHON J, et al. Feasibility Demonstration of a High Performance Compact Telescope[J]. Acta Astronautica, 2000, 2(46): 279-286.

[3] GEYL R. Design and Fabrication of a Three Mirror Flat Anastigmat for High Resolution Earth Observation[C]. Proc. SPIE 2210, Space Optics, 1994: 739-746.

[4] 徐庆鹤, 范立佳, 高洪涛, 等. 遥感卫星平台与载荷一体化构型[J]. 航天返回与遥感, 2014, 35(4): 9-16.

XU Qinghe, FAN Lijia, GAO Hongtao, et al. Integrated Configuration Design of Platform and Payload for Remote Sensing Satellite[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2014, 35(4): 9-16. (in Chinese)

[5] ZURMEHLY G, HOOKMAN R. Thermal and Structure Design Constraints for Radiometers Operating in GEO Orbit[C]. Proc. of SPIE, 1992, 1693: 304-312.

[6] BAUDOIN A, BOUSSARIE E, DAMILANO P, et al. Pleiades: A Multi Mission and Multi Co-operative Program[C]. Acta Astronautica, 2002, 51(1-9): 317-327.

[7] PLAISANT G, ROLAND L G, DESWARTE D, et al. Design of the Focal Plane for the Pleiades Instrument[C]//34th COSPAR Scientific Assembly, The Second World Space Congress. Houston: Iaf Abstracts, Cospar Scientific Assembly, 2002.

[8] 赵立新, 邵英. 空间望远镜的热设计和热光学分析综述[J]. 航天返回与遥感, 2001, 22(2): 13-19.

ZHAO Lixin, SHAO Ying. Summary of Thermal Control and Thermal-optical Analysis for Space Optical System[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2001, 22(2): 13-19. (in Chinese)

[9] 赵立新. 空间望远镜的热设计和热光学分析[J]. 航天返回与遥感, 2002, 23(1): 7-12.

ZHAO Lixin. Thermal Control and Thermal-optical Analysis of Space Solar Telescope[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2002, 23(1): 7-12. (in Chinese)

[10] 范斌, 蔡伟军, 张孝弘, 等. “资源三号”卫星多光谱相机技术[J]. 航天返回与遥感, 2012, 33(3): 75-84.

FAN Bin, CAI Weijun, ZHANG Xiaohong, et al. Technology of the Multi-spectral Camera of ZY-3 Satellite[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2012, 33(3): 75-84. (in Chinese)

[11] “高分四号”卫星在轨测试技术总结报告[R]. 北京: 民政部减灾中心等, 2016.

Report of In-orbit Test Technology of GF-4 Satellite[R]. Beijing: Disaster reduction center of the Ministry of Civil Affairs, etc., 2016.(in Chinese)

[12] 马文坡. 航天光学遥感技术[M]. 北京: 中国科学技术出版社, 2011.

MA Wenpo. Space Optical Remote Sensing Technology[M]. Beijing: China Science & Technology Press, 2011. (in Chinese)

[13] 陈世平.关于航天遥感的若干问题[J]. 航天返回与遥感, 2011, 32(3): 1-8.

CHEN Shiping. Some Issues about Space Remote Sensing[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2011, 32(3): 1-8.(in Chinese)

[14] 陈世平. 空间相机设计与试验[M]. 北京: 宇航出版社, 2003.

CHEN Shiping. Design and Experiment for Space Camera[M]. Beijing: China Astronautic Publishing House, 2003. (in Chinese)

[15] GOES N Series Data Book[M]. Goddard Space Flight Center, NASA, 2009.

[16] PAWLAK D, CANTIE R. GEO-AFRICA: A Dedicated African Space Observatory: 60th International Astronautical Congress[C]. International Astronautical Federation, IAC-09-B1.2.3, 2009.

[17] UKRICH S. GEO-OCULUS: A Mission for Real-time Monitoring Through High Resolution Imaging from Geostationary Orbit[R]. Germany, Astrium GMBH, 2008 .

Design and Verification of the Staring Camera on Board GF-4 Satellite

LIAN Minlong SHI Zhicheng WANG Yue DONG Jie

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100190, China）

On December 29, 2015, GF-4 satellite, the first high resolution optical remote sensing satellite in geostationary orbit of China, was successfully launched at Xichang satellite launching center. As one of the most important optical payloads on the satellite, the staring camera made by Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity has capability of obtaining visible light and near infrared spectrums images with 50m GSD and middle infrared spectrums images with 400m GSD. This paper introduces the GF-4 camera in the aspects of composition and operating principle, critical techniques and their implementation, and in-orbit operation and tests. The in-orbit test results are also given in the paper.

geostationary orbit; staring camera; multi-spectral; middle infrared; GF-4 satellite

P237

: A

: 1009-8518(2016)04-0032-08

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.04.005

练敏隆，男，1981年生，2007年获中国空间技术研究院飞行器设计专业硕士学位，高级工程师，“高分四号”卫星相机分系统指挥兼主任设计师。主要研究方向为光学遥感器总体设计。E-mail: leon810212@163.com。

（编辑：毛建杰）

2016-06-15

国家重大科技专项工程